[發明專利]超聲速自由旋渦混合層風洞

有效

• 申請號: 201010551452.0
• 申請日: 2010-11-18
• 公開（公告）號: CN102023079A
• 公開（公告）日: 2011-04-20
• 發明（設計）人: 趙玉新;王振國;易仕和;梁劍寒
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科學技術大學
• 主分類號: G01M9/02
• 分類號: G01M9/02;G01M9/04
• 代理公司: 北京康信知識產權代理有限責任公司 11240
• 代理人: 吳貴明

技術領域

本發明涉及一種風洞，尤其涉及一種超聲速自由旋渦混合層風洞。

背景技術

超聲速自由旋渦混合層是指兩股速度分布滿足自由旋渦關系式的超聲速氣流在自由或受限空間內混合形成的流場結構，是典型的具有流向曲率的混合層流場。受曲率影響的超聲速混合層廣泛存在于超燃沖壓發動機、超聲速引射器、高速導彈氣幕冷卻光學窗口以及高能激光器的氣動窗口等設備中，所涉及的流動穩定性、轉捩、渦結構相互作用和湍流等問題遠較平面混合層復雜，具有重要的工程和理論價值，相關研究亟待深入開展。

超聲速自由旋渦混合層流場的生成需要有相應的風洞，現有混合層風洞主要是平面混合層風洞。平面混合層風洞一般采用兩個超聲速噴管產生參數不同的兩股超聲速氣流，并通過一定的布局方式使兩股氣流在實驗段內摻混形成混合層流場。

斯坦福大學的博士論文“An?experimental?investigation?of?highcompressibility?mixing?layers.T.Rossmann，2001”在廣泛借鑒已有混合層風洞設計經驗的基礎上，提出了基于激波管和高壓儲氣罐驅動的可壓縮混合層風洞。該風洞的高速流動由激波管驅動，低速流動由鋁制儲氣罐供應，是典型的下吹式風洞。風洞噴管段上、下壁面分別為高、低速噴管壁，二者之間利用分隔板隔開從而在噴管出口產生馬赫數不同的氣流。噴管無粘壁面曲線采用特征線法設計，邊界層的影響采用經驗公式修正。噴管段下游直接連接風洞試驗段，其尺寸為10cm寬、40cm高、1.2m長。由于原激波管是一座炮風洞的驅動系統，相應的混合層風洞噴管與實驗段實際是放置在該炮風洞的實驗段中。

國防科技大學博士學位論文“超聲速混合層時空結構的實驗研究，趙玉新，2008”設計了四套能夠實現對流馬赫數0.2至0.6的超聲速平面混合層風洞。風洞主要由三部分組成：穩定段、雙噴管與實驗段，相應的配套設備還包括總壓調節器以及真空設備等。該風洞的來流可以通過干燥器、除塵機和空調進行處理；總壓調節器可以連續調節低速層來流總壓，實現混合層的壓力匹配；雙噴管以B-樣條曲線為基礎進行設計，能夠為混合層提供均勻的來流條件；工作時間長達2分鐘以上，可以消除風洞啟動和關閉的影響。

自由旋渦混合層風洞要比平面混合層風洞復雜，除常規的氣動與結構設計之外，還需解決自由旋渦流場設計的問題。

專著《超聲速自由旋渦氣動窗口及其光學質量)》(易仕和等，國防科技大學出版社，2005年)提出了基于最短長度噴管(MLN)的分區求解的自由旋渦噴管設計方法，該方法設計過程如下：

采用MLN設計方法得到一個對稱噴管型面曲線。

提取MLN噴管出口邊界的流動參數，作為非對稱段的入口邊界條件。

將非對稱段分為均勻流區、簡單波區和非簡單波區等幾個區域。

利用自由旋渦關系式、普朗特-邁耶關系式和質量守恒關系確定非對稱區的壁面曲線。

采用該方法能夠得到所需要的自由旋渦噴管型面曲線，數值驗證結果表明，所設計的噴管型面基本能夠生成所需要的自由旋渦流場。

現有技術主要解決了平面混合層風洞設計的基本問題，以及自由旋渦噴管設計問題。現有混合層風洞結構不利于降低來流湍流度，尤其是基于激波管或高壓儲氣罐驅動的下吹式風洞具有較高的雷諾數，噴管壁和分隔板的邊界層為湍流流態。壁面邊界層湍流脈動通過馬赫波與混合層相互作用，分隔板邊界層的渦結構直接脫落影響混合層結構，這些不可控的湍流特征給混合層研究帶來了很大的不便。現有平面混合層風洞寬高比較小、側壁效應明顯，側壁邊界層的發展大大增加了混合層流場的復雜性，不利于研究其精細流場結構。現有混合層風洞均缺少良好的光學測量環境，尤其是來流邊界層的影響難以評價，這對研究混合層的歷史效應也是十分不利的。

除上述問題外，現有平面混合層風洞設計技術難以直接擴展到自由旋渦混合層風洞設計中。

發明內容

本發明要解決的技術問題是提供一種超聲速混合層風洞，該風洞實驗部入口兩股氣流的速度場均滿足超聲速自由旋渦分布，風洞結構便于光學測試技術實施。